直升飛機反扭矩尾旋翼葉片的製作方法

2023-09-19 13:42:35 4

專利名稱：直升飛機反扭矩尾旋翼葉片的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種直升飛機反扭矩尾旋翼葉片。
背景技術：
眾所周知直升飛機包括機身；裝配到機身中央部分頂部的主旋翼；以及 用於對抗機身上主旋翼產生的扭矩的反扭矩尾旋翼。
尾旋翼大致包括驅動軸；裝配到驅動軸上的槳轂；以及多個固定到槳轂 上並^^槳轂徑向伸出的葉片。
更具體地，每個葉片大致徑向地縱向延伸，並由槳轂在垂直驅動軸軸線 的平面內^走專爭。
為了操縱直升飛機，每個葉片在相對於槳轂的任意平面內也可移動。 在工業上需求改進位於槳轂的對面端的葉片自由端的設計，這樣可以改
善葉片的氣動效率，降低反扭矩尾旋翼的聲放射，並減小反扭矩尾旋翼控制
機構的負荷。

發明內容
本發明的目的在於，以一種簡明、低成本的方式提供設計一種直升飛機
反扭矩尾旋翼葉片(blade)來達到上述要求。
根據本發明，提供一種直升飛機反扭矩尾旋翼葉片，包括 彼此相對並沿葉片縱軸線延長的前緣和後緣，在應用中所述後緣在所述
前緣後與氣流相互作用；和
外端之間延伸的末端部分，所述旋轉軸在葉片的外部並相對於所述縱軸線交 叉。
所述末端部分處的翼弦長度從所述基準剖面到所述未端減小，所述前緣 和後緣在所述未端處結合。
其特徵在於，所述翼弦的長度在所述基準剖面處等於d。，自所述基準剖面到所述未端處按照等式d-d。(l-krn)而減小，其中r是離所述基準剖面的 距離，k和n是常量係數；n值範圍在2到ll之間，k值等於比率l/R,其 中R是所述未端與所述基準剖面之間的徑向距離。


通過舉例和參照附圖來說明本發明的優選的但不局限的實施例，其中 圖1和2以透視圖的形式從不同的角度示出根據本發明的直升飛機反扭 矩尾旋翼葉片；
圖3示出圖l和圖2中葉片的平面圖； 圖4示出圖1中葉片前緣的前視圖5至12示出圖3中各平面V-V、 VI-VI、 VII-VII、 VIII-VIII、 IX-IX、 X-X、 XI-XI、 XII-XII的截面圖13示出圖1-4中葉片縱向的翼弦長度模型；
圖14示出直升飛機尾部的側視圖，包括具有多個在圖1-4中表明的葉 片的反扭矩旋翼，為清晰移除了一些部分；
圖15和16示出圖14中尾旋翼的剖面圖，為清晰移除了一些部分； 圖17和18示出圖14-16中尾i走翼的側面和頂部平面圖。
具體實》4方式
圖14、 17和18示出了直升飛機1的尾旋翼部分，該直升飛機大致包括 機身2;裝配到機身2頂部並圍繞各自軸線旋轉的主旋翼(未示出)；以及從 機身2的尾翼伸出的反扭矩尾旋翼3，以對抗由尾旋翼3傳遞到機身2的扭矩。
更具體地，尾旋翼3大致包括(圖15至18 ):
圍繞與主旋翼的旋轉軸線交叉的軸線A旋轉的驅動軸5; 相對於軸線A沿各自的軸線B大致徑向延伸的多個葉片6,在實施例 中所示為兩個；以及
功能性地連接到軸5的槳轂7,並且葉片6從槳轂中伸出。 更具體地，槳轂7圍繞軸線A旋轉葉片6，允許葉片6可相對於軸5在 由軸線A和各自的軸線B限定的平面內自由地移動，並通過外部控制器允許 葉片6圍繞各自的軸線B旋轉，從而調整葉片相對於氣流的各自的迎角。槳轂7大致包括(圖15至18):
圍繞軸線A由軸5旋轉的盤15,盤15相對於軸5圍繞垂直於軸線A 和軸線B的軸線C旋轉，盤15相對於軸線A以固定角度的方式並相對於軸 線B以轉動的方式連接到葉片6;
以固定方式連接到相對的葉片6上的兩對盤20;以及 由軸5圍繞軸線A旋轉的套筒25,套筒由未示出的控制器相對於軸5 沿軸線A滑動並連接到兩對盤20，以圍繞各自的軸線B旋轉葉片6。
更具體地，盤15位於與軸線A交叉的平面內，並包括裝配在軸5上的 主要部分16和兩個附件17，附件17具有與軸線A相對並且裝配在各自的葉 片6的底座19內部的各自的未端18 (圖15)。
軸5 (圖15和16)被與由主要部分16限定的底座21接合的圓柱形元 件22環繞。元件22和底座21以圍繞軸線C旋轉的方式和以圍繞軸線A角
度固定的方式連接。
元件22和底座21的表面是匹配的，並且具有各自相同的位於軸線A和 軸線C的交匯處的中心。
底座21和元件22因而限定軸線C的鉸節，允許葉片6可相對於軸5圍 繞軸線C整體的彼此擺動，即襟翼。更具體地，由於葉片6相對氣流有不同 的相對速度，所以這種擺動是由作用在葉片6上不同的氣動載荷產生的。
附件17從主要部分16在軸線A的相對側上伸出，並延伸入各自的葉片 6內部。未端18呈空心圓柱形的形式與各自軸線B共軸。底座19呈圓柱空 穴形式沿各自軸線B延伸。因此未端18嵌入到各自的底座19內部，允許葉 片6可相對於盤15圍繞各自的軸線B旋轉，並且使得葉片6和盤15圍繞軸 線A和C成角度地固定。
每對盤20中的一個固定在相對的葉片6的正面12上，另一個則固定在 背面13上(圖17、 18),並且互相平行和位於各自大致平行的平面內。
對於每一對盤20,槳穀7包括具有固定在各自的同一對盤20上的第一 未端的一對臂24 (圖14至17 )。每對臂24的第二未端通過插在軸線A和相 對的葉片6的徑向內部未端IO之間的橫向元件26彼此連接。
套筒25從軸5在尾翼的相反側伸出，並且包括
第一徑向附件27(圖14、 15、 17、 18)，其相對於軸線A徑向地相對， 並通過各自的系杆29連接到各自的元件26上；和第二徑向附件28 (圖14至17 )，其相對於軸線A徑向地相對，並且 每一個都通過兩個搖臂31, 32與軸5有角度地整體連接到盤33,並沿軸線A 插在軸5與軸套25之間。
更具體地，每個附件27都是有角度地插在附件28之間。
系杆29延伸與軸線A交叉，並具有第一末端和第二未端，第一未端連 接到相對的附件27，與第一未端相對的第二未端相對於軸線B偏心地連接到 各自的元件26(圖15)。
更具體地，系杆29連接在各自的元件26上，這樣當套筒25沿軸線A 滑動時，葉片6在相同的方向上圍繞各自的軸線B旋轉。
每個搖臂31具有鉸接到套筒25的第一端、和與第一端相對的鉸接到相 應的搖臂32的第一端的第二端。
每個搖臂32具有與第一端相對鉸接到盤33的第二端。
每對盤20通過與相對的葉片6的軸線B垂直的銷釘35相互連接，銷釘 具有安置在相對的葉片6根部分14a內、並由相對的附件17限定的以相對 於軸線B旋轉的方式接合底座37的中間部分36 (圖15 )。
更具體地，中間部分36具有由底座37限定的球形表面相配合的球形表 面。更具體地，由中間部分36限定的球形表面與相對的底座37的球形表面 是同心的，並具有沿相對的軸線B的各自的中心。
銷釘35的中間部分36和相對的底座37由此形成了各自的鉸接，其允 許葉片6相對於盤15圍繞各自的軸線B旋轉。
每個葉片6(圖1至4)都是中空的，並包括
相對於葉片6的旋轉方向(如圖14所示)由葉片6的最前點限定的前
緣8;
相對於葉片6的所述旋轉方向由葉片6的最後點限定的後緣9，其位 於前緣8的相對側，在前緣8後與氣流相互作用；
相對未端10並相對於軸線A徑向向外的未端11;
相對的正面12和背面13,在未端10和11之間延伸，並由前》彖8 和後緣9隔開；
從未端10到未端11,葉片6包括(圖1至8):
在未端10和垂直於後緣9的剖面50之間延伸並連接到盤20的根部
分14a;在剖面50和同樣垂直於後緣9的剖面51之間延伸的中間部分14b;
以及
在剖面51和未端11之間延伸並遠離直升飛機1的尾翼相對於根部分 14a和中間部分14b彎曲的未端部分14c。
換句話說，未端部分14c具有相對於葉片6的其他部分的上反角。
更具體地，未端部分14c的延伸長度，即剖面51到未端部分11之間的 徑向距離，其範圍在葉片6的全部徑向延伸長度、即未端10到ll之間的最 大距離的8-16°/ 之間。
更具體地，從未端10到未端11,前緣8包括由兩個斜段限定並沿根部 分14a延伸的第一部分52;沿中間部分14b延伸並相對於第一部分52的段 傾斜的直的第二部分53;以及沿未端部分14c延伸並遠離直升飛機1尾翼的 彎曲的第三部分54。
更具體地，第一和第二部分52, 53位於與後緣9平行的平面內，因此限 定第三部分54的曲線相對於直的後緣9傾斜。
背面13插在正面12和尾翼之間，尾旋翼3從尾翼上伸出。
每個葉片6的正面12和背面13均具有靠近未端10並裝配有相對的銷 釘35的相對端的各自的孔38 (圖1至3)。
圖5到9示出了從未端IO到末端11在垂直於前緣8的連續的平面內葉 片6的剖面圖。
如圖5至8的剖面圖所示，葉片6具有相對於翼弦P不對稱的各自的輪廓G。
應注意"翼弦P"在這裡意指前緣8和後緣9之間的距離，其在垂直於 後緣9的平面內測量，並且在圖3中是豎直的(未顯示)。
更具體地，正面12和背面13在前緣8處疊合，並沿著根部分14a和中 間部分以及未端部分14b， 14c通過^r利邊緣在後糹彖9處結合。
在垂直於前緣8和後緣9的各個剖面，限定背面13的輪廓G的點比限 定正面12的輪廓G的對應點離翼弦P更遠。
背面13在根部分14a和中間部分14b處是凸形的(圖5, 6, 7)。
在根部分14a並靠近未端10處，正面12具有靠近後緣9的凹形的第一 部分41;和插在部分41和前緣8之間的凸形的第二部分42 (圖5)。
相對於根部分14a並靠近未端10處的輪廓G(圖5),翼弦P包括插在正面12和背面13之間的主要部分P:和在後緣9處的末端部分P2。更具體地， 靠近後緣9，部分41插在末端部分P2和背面13之間(圖5)。 正面12在中間部分14b處是凸形的。
如圖8和9中所示，在未端部分14c處，正面12是凸形的，因而背面 13包括靠近前緣8的凸形部分60和靠近後緣9的平坦部分61。
朝著未端11,正面12沿中間部分12b和未端部分14c的凸形度逐漸減 小。換句話說，越接近末端ll,每個輪廓G中的正面12越來越接近相對的 翼弦P。
如圖5至9中所示，翼弦P的斜度相對於與前緣8和後緣9垂直的固定 軸線從末端10到未端11變化。.更具體地，參考圖5到7,固定軸線(未顯示) 是豎直的，並且翼弦P和固定軸線之間的角度自根部分14a(圖5)到未端部 分14c(圖9)減小。換句話說，葉片6的裝置角沿各自的軸線B變化，即從 上面看時翼弦P的點軌跡呈彎曲的輪廓，而不是處於一個平面內。 葉片6的翼弦P的長度在中間部分14b設為一個常量值d。。 未端部分14c處的翼弦P的長度d自剖面51朝未端ll有利地減小，並 且前緣8與後緣9在未端11處結合。
更具體地，後緣9與前緣8的第三部分54在未端11處結合。 換句話說，翼弦P的長度d自剖面51到未端11處由d。減小到0。 未端部分14c處翼弦P的長度d自剖面51隨徑向距離r的函數變化， 其等式為d= d。(l-krn),其中k和n是常量係數。
更具體地，係數n的範圍從2到ll，優選為6,同時係數k等於比率1/R, 其中R是未端11和剖面51之間的徑向距離。
係數k的優選值為使得後緣9與前緣8在未端11的切面之間的角度在 87到89度之間。更具體地，係數k選擇在使得所述角度範圍在88和89度 之間。
圖13顯示了翼弦P的長度模型和沿葉片6的空氣動力中心點H的軌跡。 術語"空氣動力中心"意指葉片6的每個剖面中在垂直於後緣9的平面
內的點，不論葉片6相對於氣流的迎角如何變化，空氣動力力矩係數在這些
點上保持常量。
更具體地，在未端部分14c上點H的軌跡與後緣9之間的距離能根據等 式0. 75d。 ( 1 -krn)計算出來。上述距離在圖13中可以沿y軸線測量。
由於未端部分14c相對於中間部分14b彎曲，因此未端部分14c的空氣 動力中心點也在平行於軸線A的方向上離剖面51偏離自身。
離剖面51的上述距離的模型能夠根據等式h(l-krn)計算出來，其中h 是常量係數。
圖10顯示了平行於後緣9並相對於軸線A交叉的縱向平面Q中葉片6 的剖面圖。在沿著平面Q的剖面中，正面12和背面13在才艮部分14a和中間 部分14b上相對於葉片6的中線L對稱。
更具體地，在平面Q內，正面12和背面13在根部分14a具有會聚的第 一部分65, 66，在中何部分14b具有平行的第二部分67, 68。在未端部分 14c，正面12和背面13相對於中線L是非對稱的，並各自在未端部分14c 的未端11處具有會聚的部分69， 72。
更具體地，中線L自部分65， 66和67, 68是等距的。
從剖面51到未端11,部分69包括相對於部分67並朝中線L傾斜的直 線部分70;和與中線L平行的直線部分71。
從剖面51到未端11,部分72包括相對於部分68並朝中線L傾斜的直 線部分73;和在未端11處結束並與中線L交匯的彎曲部分74。
圖11和12顯示了葉片6中平行於平面Q並且插在後緣9與平面Q之間 的各自的平面R, S的剖面。
葉片6在平面R, S內的剖面類似於葉片6在平面Q內的剖面，並在可 能的地方對相應或等效的部分都採用相同的附圖標記，只是單獨描述與後者 不同的地方。
更具體地，在各自平面R, S上的葉片剖面中，部分69', 69，，是凹形的。
平面R插在平面Q和S之間，並且葉片6在平面S的剖面中的部分69'， 的凹形程度，大於葉片6在平面R的剖面中的部分69，的凹形程度。
在實際應用中，軸5圍繞軸線A旋轉以便旋轉槳轂7。
盤15使葉片6圍繞軸線A旋轉，同時盤15中元件22和底座21之間的 連接允許葉片6在氣動載荷的作用下可以自由地圍繞軸線C擺動。
藉助於外部控制器，葉片6可圍繞各自的軸線B在相同方向旋轉相同的 角度，以改變葉片6相對於流過葉片6的氣流的迎角。更具體地，外部控制器沿軸線A平移套筒，該平移傳遞到系杆29和元 件26。
系杆29相對於軸線B偏置地連接到元件26,系杆29的平移使得盤20 旋轉，因此使葉片6圍繞各自的軸線B旋轉。
在葉片6旋轉時，葉片6的底座19相對於盤15的相對的附件17的對 應未端18圍繞各自的軸線B旋轉，並且銷4丁 35相對於相對的附件17的底 座37圍繞相對的軸線B旋轉。
在葉片6旋轉時，每個葉片6末端部分14c產生的渦流也會以較小的程 度撞擊其他葉片6。
通過上文的描述可以清楚本發明的葉片6的優勢。
特別地，申請人已經注意到末端部分14c的翼弦P的長度d模型改善了 尾旋翼3的效率，並減小了尾旋翼3的噪音水平。
更具體地，尾旋翼3特別是在盤旋和高速飛行環境下效率特別高。換句 話說，在尾翼上的尾旋翼3產生的牽引力與施加到軸5上的扭矩之間的比值 特別高並超過0.7。
其原因在於未端部分14c的設計，使得流過葉片6的氣流更均勻，湍流 度較小，並降低了葉片6的末端11產生的渦流對其他葉片6的影響範圍， 這樣大大地降低了未端部分14c上衝擊波的擴展。
最後，因為正面12和背面13在未端部分14c處是非對稱地合在一起， 因此不需要明顯的上反角未端部分就能達到上述優勢。
可以通過減小作用於未端部分14c上的離心力和因而相對於標準上反角 未端部分設計中控制器上的負載來達到上述優勢。
顯然，正如這裡所描述的和所說明的那樣，在不超出所附權利要求中限 定的保護範圍情況下，可對葉片6做出修改。
尤其是，將槳轂7鉸接到軸5以及將葉片6鉸接到槳轂7的裝置可以具 有不同的類型。
權利要求
1、一種直升飛機的反扭矩尾旋翼的葉片，包括彼此相對並沿葉片(6)的縱軸線(B)延長的前緣(8)和後緣(9)，所述後緣(9)在應用中在前緣(8)後與氣流相互作用；和在基準剖面(51)與相對於所述葉片(6)旋轉軸線(A)的所述葉片(6)的徑向外端(11)之間延伸的未端部分(14c)，所述旋轉軸線(A)在葉片(6)的外部並相對於所述縱軸線(B)交叉，在所述未端部分(14c)處翼弦(P)的長度(d)從所述基準剖面(51)到所述未端(11)減小，並且所述前緣和後緣(8，9)在所述未端(11)處結合，其特徵在於，所述翼弦(P)的長度(d)在所述基準剖面(51)處等於d0，自所述基準剖面(51)到所述未端(11)處按照等式d＝d0(1-krn)減小，其中r是離所述基準剖面(51)的距離，k和n是常量係數；n值範圍在2至11之間，k值等於比率1/R，其中R是所述末端(11)與所述基準剖面(51)之間的徑向距離。
2、 如權利要求l所述的葉片，其特徵在於，所述係數n等於6。
3、 如權利要求l所述的葉片，其特徵在於，所述係數k的選值使得在 所述未端(11 )處前緣(8 )的切面相對於所述後緣(9 )的傾斜角度範圍在 86和89度之間。
4、 如權利要求3所述的葉片，其特徵在於，所述角度範圍在87和88 度之間。
5、 如權利要求1所述的葉片，其特徵在於，包括在相對於所述基準剖 面(51)的徑向內部較遠的剖面(50)和所述基準剖面(51)自身之間延伸 的中間部分(14b ),所述翼弦(P )在所述中間部分(14b )處設為常量值d。。
6、 如權利要求5所述的葉片，其特徵在於，包括4皮此相對並在所述前 緣(8)與所述後緣(9)之間延伸的第一表面和第二表面(12, 13)，當在平行於所述後緣(9)並相對於葉片(6)的旋轉軸線(A)交叉的 葉片(6)的縱平面(Q, R, S)內進行截剖時，所述第一表面和第二表面(l2， 13)各自具有在所述末端(11 )處結合的第一和第二輪廓(65, 67， 69; 66, 68, 72 ),所述第一和第二輪廓(65, 67， 69; 66, 68, 72 )各自包括沿所述中間 部分(14b)延伸的第一和第二部分(67, 68 );以及沿所述未端部分(14c) 延伸的第三和第四部分(69, 72 ),所述第三和第四部分(69， 72)相對於 距所述第一和第二部分(67, 68 )等距的所述葉片(6)的中線(L)是非對稱的。
7、 如權利要求6所述的葉片，其特徵在於，所述第三部分(69)包括 至少一個在所述未端(11)處結束的直線部分(71)，所述第四部分(7" 包括至少一個在所述未端(11 )處連接到所述第三部分(69 )的凸形部分(74 )。
8、 如權利要求6所述的葉片，其特徵在於，在應用中所述第二表面(13 ) 插在所述第一表面(12 )與所述直升飛機(1 )的尾翼之間。
9、 如權利要求1所述的葉片，其特徵在於，所述後緣(9 )是直的。
10、 一種直升飛機的反扭矩尾旋翼，其特徵在於，包括圍繞所述旋轉軸 線(A)旋轉的驅動軸(5);至少兩個如權利要求1所述的葉片(6);以及 將所述軸(5)功能性地連接到所述葉片(6)的槳轂(7)。
全文摘要
用於直升飛機反扭矩尾旋翼的葉片，具有彼此相對並沿葉片的縱軸線B延長的前緣和後緣，在應用中後緣在前緣後與氣流相互作用。葉片還具有在基準剖面和葉片中相對於葉片的旋轉軸線A的徑向外端之間延伸的末端部分，旋轉軸線A在葉片的外部並相對縱軸線B交叉，在末端部分處的翼弦P的長度d從基準剖面到徑向外端減小，前緣和後緣在徑向外端處結合。
文檔編號B64C27/32GK101585413SQ200910149769
公開日2009年11月25日 申請日期2009年5月22日 優先權日2008年5月22日
發明者亞歷山德羅·斯坎德羅格利奧, 艾倫·布羅克赫斯特 申請人:阿古斯塔公司